뮤 로켓

1. 개요

뮤 로켓은 일본의 우주 개발을 위해 개발된 일련의 고체 연료 로켓 시리즈이다. 1966년 첫 발사 이후 M-V 로켓까지 다양한 모델이 개발되었으며, 4단 로켓인 M-4S를 시작으로 M-3C, M-3H, M-3S, M-3SII, M-V 등 여러 파생형이 존재한다. 뮤 로켓은 일본의 인공위성 발사에 기여했으며, 특히 M-V 로켓은 핼리 혜성 탐사 등 과학 연구에 활용되었다. 뮤 로켓 개발 과정은 대한민국의 우주 개발에도 영향을 미쳤다.

2. 초기 일본 캐리어 로켓

뮤-1은 최초의 뮤 로켓으로, 1966년 10월 31일 준궤도 시험 비행을 실시했다. 이후 뮤-3, 뮤-4 로켓 시리즈가 제작되었다. 1969년에는 뮤-3D의 준궤도 시험 발사가 이루어졌다. 1970년 9월 25일 뮤-4S를 사용한 첫 궤도 발사 시도는 실패했으나, 1971년 2월 16일 탄세이 1 발사에 성공했다.

뮤 로켓 시리즈는 펜슬, 베이비, 카파, 람다에 이은 일본의 고체 로켓 시리즈로, 우주 개발을 위해 개발되었다. 26기의 과학 위성 발사를 통해 우주 과학 발전에 기여했으며, 2006년 M-V 7호기 발사를 끝으로 퇴역했다. 개발 계획은 M 계획과 ABSOLUTE 계획으로 나뉜다.

2.1. M-4S

뮤 로켓 시리즈 제1세대 4단 무유도 위성 발사 로켓이다. 저궤도에 180kg의 탑재체를 발사할 수 있다. 1970년부터 1972년 사이에 4기가 발사되었고, 1971년 이후의 3기가 성공했다.

2.2. M-3C

뮤 로켓 시리즈 제2세대의 3단식 위성 발사 로켓이다. 제2단에 유도 제어 장치를 탑재하여 3단식으로 단수가 감소했음에도 불구하고, 상단의 고성능화로 인해 저궤도에 195kg의 페이로드를 발사하는 것이 가능해졌다. 1974년부터 1979년 사이에 4기가 발사되었으며, 이 중 3기가 성공했다.

2.3. M-3H

M-3C의 제1단을 연장하고 추진제를 증량하여 저궤도에 300kg의 페이로드를 발사할 수 있는 뮤 로켓 시리즈 제2세대의 3단식 위성 발사 로켓이다. 1977년부터 1978년 사이에 3기가 발사되었고, 3기 모두 성공했다.

2.4. M-3S

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M-3S 로켓은 뮤 로켓 시리즈 제3세대의 3단식 인공위성 발사 로켓이다. 1단에 유도 제어 장치를 탑재하여 저궤도에 300kg의 페이로드를 발사할 수 있다. 1980년부터 1984년까지 4기가 발사되었으며, 모두 성공했다.

2.5. M-3SII

핼리 혜성 탐사를 위해 계획된 뮤 로켓 시리즈 4세대 3단식 위성 발사 로켓이다. 보조 부스터에 람다 로켓을 사용하는 등 제1단 이외의 모든 로켓 모터를 대형화하여 저궤도에 770kg의 탑재물을 발사할 수 있다. 킥 스테이지를 부착하여 행성 간 궤도에 직접 탑재물을 발사할 수 있게 되었으며, 이는 모든 단이 고체 연료 로켓으로는 세계 최초이다. 1985년부터 1995년 사이에 8기가 발사되어 7기가 성공했다.

3. M-V

M-V는 1997년에 도입되어 2006년에 퇴역한 뮤 로켓 시리즈의 마지막 모델이다. 총 7번 발사되어 그 중 6번이 성공했다. M-V는 3단 로켓으로 발사되었지만, M-V KM으로 지정된 4단 로켓 구성도 사용되었다. M-V KM은 MUSES-B (HALCA) 위성, Nozomi (PLANET-B) 우주선, 하야부사 (MUSES-C) 우주선 발사에 사용되었다. 3단 M-V의 총 발사 질량은 137500kg이었으며, 4단 M-V KM의 총 질량은 139000kg이었다.

뮤 로켓 시리즈 제5세대 3단식 인공위성 발사 로켓으로, 직경 2.5m까지 대형화된 로켓이다. 4호기의 실패를 계기로 5호기 이후 대규모 사양 변경이 이루어졌다. 1997년부터 2006년 사이에 7기가 발사되었으며, 6기가 성공했다.

3.1. 개발 계획 (M 계획, ABSOLUTE 계획)

1960년에 외측 반 알렌대 고도 10,000km 이상에 도달하는 로켓으로 M 계획이 고안되었다. 1962년 10월에는 이토카와 히데오의 제안에 따라 아키바 료지, 나가토모 노부토, 마츠오 히로키 등이 "인공위성 계획 시안"을 제작했다. 이 시안은 직경 1.28m, 제3단 및 제4단에 구형 로켓 모터를 가진 로켓으로, 뮤 로켓 사양의 초석이 되었다. 이후 이토카와 히데오는 직경 1.4m 이상의 로켓 개발을 제시했지만, 향후 10년 이상은 이를 넘는 대형화가 불가능할 것이라는 예측에 따라 1.4m 직경의 로켓으로 개발이 진행되었다.

당초 M-4S 로켓 다음에는 2, 3단에 TVC 유도 제어 장치를 탑재한 M-4SC, M-4SC의 각 단을 고성능화하여 제1단에도 TVC를 탑재한 M-4SH, 더 나아가 각 단을 대형화한 M-4SS로 개발을 진행할 예정이었다. 그러나 L-4S-5까지의 실패와 어업 협동조합 문제로 인한 계획 지연으로 인해 상단 모터의 고성능화가 먼저 진행되었다. 1972년에는 3단 구성으로도 요구 성능을 충족시킬 수 있다고 판단되었고, 개발 중인 유도 제어 장치의 간소화가 가능하다는 점도 고려하여 계획은 3단 구성으로 변경되었다. M-4S 이후에는 M-3C, M-3H, M-3S 로켓으로 개발이 진행되었으며, M-3S를 통해 M 계획은 일단락되었다.

ABSOLUTE 계획('Advanced Booster by Solid Utilizing Technology of Extremity 계획)은 1977년에 아키바 료지가 제창한 고성능 로켓 개발 계획이다. 3단식, 전장 18.5m, 직경 3m, 총중량 100t, 저궤도 발사 능력 2.1t, 페이로드비 2% 이상인 우주 탐사용 고성능 로켓의 조기 실현을 목표로, 고체 로켓 기술을 최고 수준으로 끌어올리는 종합 연구 개발을 추진한다는 구상이었다. 이는 뮤 로켓 시리즈의 제2기 개발 계획에 해당한다.

4. 뮤 로켓 발사 목록

1966년부터 2006년까지 우치노우라 우주 공간 센터에서 이루어진 뮤 로켓 시리즈의 발사 목록은 다음과 같다.

5. 뮤 로켓 종류

뮤 로켓은 일본 고유의 고체 로켓 시리즈로, 펜슬 로켓, 베이비 로켓, 카파 로켓, 람다 로켓에 이어 인공위성 발사를 통한 우주 개발을 본격적으로 추진하기 위해 개발되었다. 26기의 과학 위성을 발사하여 세계 우주 과학 발전에 크게 기여했지만, 2006년 M-V 7호기 발사를 끝으로 퇴역했다.

최초의 뮤 로켓인 뮤-1은 1966년 10월 31일 준궤도 시험 비행을 했다. 이후 뮤-3과 뮤-4 로켓이 제작되었다. 1969년에는 뮤-3D의 준궤도 시험 발사가 실시되었다. 1970년 9월 25일 뮤-4S를 사용한 첫 궤도 발사 시도는 실패했지만, 이후 개량을 거쳐 M-4S, M-3C, M-3H, M-3S, M-3SII, M-V 등의 모델이 실용화되었다.

5.1. 실용화된 모델

최초의 뮤 로켓인 뮤-1은 1966년 10월 31일 준궤도 시험 비행을 했다. 이후 뮤-3과 뮤-4 로켓이 제작되었다. 1969년에는 뮤-3D의 준궤도 시험 발사가 실시되었다. 1970년 9월 25일 뮤-4S를 사용한 첫 궤도 발사 시도는 실패했지만, 이후 개량을 거쳐 M-4S, M-3C, M-3H, M-3S, M-3SII, M-V 등의 모델이 실용화되었다.

뮤 로켓 개발은 M 계획과 ABSOLUTE 계획을 통해 진행되었다. M 계획은 1960년 반 알렌대 고도 10,000km 이상 도달을 목표로 했으며, 1977년 아키바 료지가 제창한 ABSOLUTE 계획은 전장 18.5m, 직경 3m, 총중량 100t, 저궤도 발사 능력 2.1t의 고성능 로켓 개발을 목표로 했다.

5.1.1. M-4S

뮤 로켓 시리즈 제1세대 4단 무유도 위성 발사 로켓이다. 저궤도에 180kg의 탑재체를 발사할 수 있었다. 1970년부터 1972년 사이에 4기가 발사되었고, 1971년 이후의 3기가 발사에 성공했다.

5.1.2. M-3C

뮤 로켓 시리즈 제2세대의 3단식 위성 발사 로켓이다. 제2단에 유도 제어 장치를 탑재하여 3단식으로 단수가 감소했음에도 불구하고, 상단의 고성능화로 인해 저궤도에 195kg의 페이로드를 발사하는 것이 가능해졌다. 1974년부터 1979년 사이에 4기가 발사되었으며, 이 중 3기가 성공했다.

5.1.3. M-3H

뮤 로켓 시리즈 제2세대의 3단식 위성 발사 로켓이다. M-3C의 제1단을 연장하고 추진제를 증량하여 저궤도에 300kg의 페이로드를 발사할 수 있었다. 1977년부터 1978년 사이에 3기가 발사되었고, 모두 성공했다.

5.1.4. M-3S

뮤 로켓 시리즈 제3세대의 3단식 인공위성 발사 로켓이다. 제1단에 유도 제어 장치를 탑재하여 저궤도에 300kg의 페이로드를 발사할 수 있다. 1980년부터 1984년 사이에 4기가 발사되었으며, 4기 모두 성공했다.

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5.1.5. M-3SII

뮤 로켓 시리즈 4세대 3단식 위성 발사 로켓이다. 할리 혜성 탐사를 할 수 있도록 계획되었다. 보조 부스터에 람다 로켓을 사용하는 등 제1단 이외의 모든 로켓 모터를 대형화하여 저궤도에 770kg의 탑재물을 발사할 수 있다. 킥 스테이지를 부착하여 행성 간 궤도에 직접 탑재물을 발사할 수 있게 되었으며, 이는 모든 단이 고체 연료 로켓으로는 세계 최초이다. 1985년부터 1995년 사이에 8기가 발사되어 7기가 성공했다.

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5.1.6. M-V

M-V는 1997년에 도입되어 2006년에 퇴역한 일본의 로켓이다. 총 7번 발사되었으며, 그 중 6번이 성공했다. M-V는 일반적으로 3단 로켓으로 발사되었지만, M-V KM으로 지정된 4단 로켓 구성은 1997년 MUSES-B (HALCA) 위성, 1998년 Nozomi (PLANET-B) 우주선, 2003년 하야부사 (MUSES-C) 우주선 발사에 3번 사용되었다.

3단 로켓 구성은 고도 200km, 경사각 30° 궤도에 1800kg의 최대 탑재량을 가졌으며, 극궤도(90° 경사각)의 경우 고도 200km에서 1300kg의 탑재량을 가졌다. M-V KM은 30° 경사각, 고도 400km 궤도에 1800kg을 발사할 수 있었다.

3단 M-V의 총 발사 질량은 137500kg였으며, 4단 M-V KM의 총 질량은 139000kg이었다. M-V는 뮤 로켓 시리즈 제5세대 3단식 인공위성 발사 로켓으로, 직경 2.5m까지 대형화된 전 단이 신설계된 로켓이다. 저궤도에 1.8t의 페이로드를 발사할 수 있으며, 4호기의 실패를 계기로 5호기 이후 대규모 사양 변경이 이루어져 저궤도 발사 능력이 1.85t으로 향상되었다. 2009년 시점에서, 전단 고체 연료 로켓으로는 사상 최대이다.

5.2. 계획되었으나 실현되지 않은 모델

뮤 로켓은 초기 계획 이후 여러 파생 모델이 계획되었으나, 기술적, 경제적, 정책적 이유로 인해 실제로 제작되지는 않았다.

* M-4SC : M-4S 로켓의 2단과 3단에 TVC 유도 제어 장치를 탑재할 예정이었다. 로켓 모터의 성능 향상으로 인해 M-3C 로켓으로 통합되었다. 고도 500km의 저궤도에 120kg의 탑재물을 투입할 수 있을 것으로 예상되었다.

* M-4SH : M-4S 로켓의 크기는 유지하면서 1단부터 3단까지 모두 TVC 장치를 탑재하고 고성능 모터를 사용하는 계획이었다. 3단 로켓으로 계획이 변경되면서 실제 개발되지는 않았지만, 고도 500km의 저궤도에 200kg의 탑재물을 투입할 수 있을 것으로 예상되었다.

* M-4SS : M-4S와 M-4SH를 기반으로, 1단에 M-10 모터에 세그먼트 하나를 추가한 M-11 모터를 사용하는 등 각 단을 대형화하는 계획이었다. 초기 뮤 로켓의 최종 형태로, M-4SH와 함께 탑재량에 따라 선택적으로 사용될 예정이었다. 3단 로켓으로 계획이 변경되면서 실제 개발되지는 않았지만, 고도 500km의 저궤도에 320kg의 탑재물을 투입할 수 있을 것으로 예상되었다.

* M-2H : 1974년에 고안된 뮤 로켓의 개량형으로, M-3H의 1단 위에 LOX/LH2 엔진 ES-702를 사용한 상단을 추가할 계획이었다. 저궤도 투입 능력은 500kg으로 추산되었다. 기술 시험 위성과 행성 탐사선을 발사할 예정이었으나, 예산 부족과 LOX/LH2 엔진 개발 자원을 LE-5 엔진에 집중하기로 결정되면서 실현되지 못했다.

M-2H의 발사 계획은 다음과 같았다.

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📌 열 고정 해제

년도	발사 계획
1979년	시험기
1980년	AST-T1
1981년	AST-E1, PLP-A
1982년	AST-E2
1983년	AST-T2, PLP-B
1984년	AST-E3, AST-B1
1985년	AST-T3, AST-E4

* M-3SIII : M-3SII 로켓을 기반으로 1단의 직경은 유지하고 보조 부스터를 대형화 및 증량하며, 2단을 1.6m로 대형화하여 성능 향상을 꾀하는 계획이었다. 우주 개발 대강의 개정으로 직경 제한이 없어지면서 M-V 로켓 개발로 계획이 전환되었다.

* M-V-Lite : M-V 로켓의 등장으로 과학 임무와 공학 실증 기회가 줄어들자 고안된 소형 인공위성 발사용 3단 고체 연료 로켓이다. 후기형 M-V의 2단, 3단, 킥 모터로 구성되며, 관측 로켓의 연장선상에서 위성 발사 로켓으로 위치 지어졌다. 저궤도에 500kg, 태양 동기 궤도에 300kg의 인공위성을 투입할 수 있으며, M-V와 부품을 공유하여 비용을 위성 버스를 포함해 2000으로 억제할 수 있을 것으로 예상되었다. M-V 로켓의 민간 이관 후 민간 주도로 개발될 예정이었으나, M-V 민간 이관 계획이 중단되고 엡실론 로켓 계획이 시작되면서 개발되지 못했다.

6. 주요 제원

뮤 로켓과 엡실론 로켓의 주요 제원을 비교하면 다음과 같다.

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📌 열 고정 해제

명칭	전장	직경	중량	탑재 하중	탑재 하중 비율	유도 제어 단
M-4S	23.6m	1.41m	43.6ton	180kg	0.41%	무
M-3C	20.2m	1.41m	41.6ton	195kg	0.47%	2
M-3H	23.8m	1.41m	48.7ton	300kg	0.62%	2
M-3S	23.8m	1.41m	48.7ton	300kg	0.62%	1, 2
M-3SII	27.8m	1.41m	61ton	770kg	1.26%	1, 2
M-V (1호기)	30.7m	2.5m	139ton	1800kg	1.29%	1, 2, 3
M-V (5호기)	30.8m	2.5m	140.4ton	1850kg	1.32%	1, 2, 3

엡실론 로켓의 제원은 다음과 같다.

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📌 열 고정 해제

명칭	전장	직경	중량	탑재 하중	탑재 하중 비율	유도 제어 단
엡실론 로켓	25.2m	2.5m	90.8ton	1200kg	1.33%	1, 2, 4

다른 고체 로켓과 비교하면 다음과 같다.

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📌 열 고정 해제

형식	M-3SII	M-V	J-I 1호기	J-I 2호기	엡실론
전고	27.8m	30.8m	33.1m	26.2m	26m
직경	1.41m	2.5m	1.8m	2.5m	2.6m
중량	61ton	140.4ton	88.5ton	91.5ton	95.1ton
유도 방식	전파 유도	관성 유도	전파 유도	전파 유도	관성 유도
저궤도 궤도 투입 능력	770kg	1850kg	870kg		1200kg
탑재 하중 비율	1.26%	1.32%	0.98%		1.33%
발사 비용	3600	7500	4300		5300
kg 당 발사 비용	4.68/kg	4.05/kg	4.89/kg	-	4.42/kg